Розглядається задача керування орієнтацією твердого тіла відносно орбітальної системи координат. В контурі керування використовуються алгоритми еліпсоїдального оцінювання вектора стану об'єкта керування (ОК). На відміну від відомих, цим алгоритмам властива робастність (грубість) до порушень апріорних припущень щодо ОК. Синтез алгоритмів здійснюється на основі прямого методу Ляпунова та його узагальнень. Ефективність запропонованих алгоритмів адаптивного керування ілюструється за допомогою комп'ютерного моделювання.

Рассмотрена задача определения начальных условий движения отделяемых элементов (спасаемая капсула, субспутник и т.п.) с учетом фактических параметров ориентации космического аппарата (КА). Предложена математическая модель определения ориентации на основании датчиков измерений, учитывающая возмущение движения КА в момент отделения. Построена корреляционная матрица, характеризующая точность определения начальных условий.

Розглянуто особливості побудови структури системи керування авіаційно-космічним ракетним комплексом легкого класу. Виявлено, що за жорстких вимог до динамічних і точнісних характеристик як інерціальнy навігаційнy систему доцільно використовувати безплатформну навігаційну систему на базі лазерних гіроскопів. Досліджено особливості реалізації режиму початкового орієнтування.

Пропонується спосіб побудови регуляризованих еліпсоїдальних спостерігачів, що розв'язують задачу спостереження в умовах неточної апріорної інформації. Наводиться рекурентний регуляризований алгоритм послідовної обробки вимірювань. Як приклад розглянуто задачу визнання орієнтації космічного апарата (КА) в припущенні, що моделі КА і каналу вимірювання задані неточно, апарат перебуває під впливом неконтрольованих збурень та похибок вимірювання.

Розв'язано задачі синтезу алгоритмів керування орієнтацією космічного апарата відносно орбітального та інерціального опорних базисів. Для розв'язку вказаних задач використано відоме узагальнення теорем прямого методу Ляпунова на дослідження стійкості інваріантних множин динамічних систем. Ефективність отриманих алгоритмів проілюстровано комп'ютерним моделюванням динаміки систем керування орієнтацією, в контурі яких використано ці алгоритми.

Розглянуто систему керування орієнтацією малого космічного апарата, в якій для визначення параметрів руху об'єкта використовуються показання бортових магнітометрів та інформація від супутникової радіонавігаційної системи. Таку сукупність вимірювань обрано для підвищення стійкості оцінок щодо завад типу магнітної бурі. За значної невизначеності початкових умов для оцінки шуканих параметрів руху використано алгоритм, що має розширену область збіжності.

Наведено алгоритми оцінювання параметрів орієнтації та керування сферичним рухом об'єкта.

Предложена методика расчета и, для частных случаев, аналитические оценки бортовых энергетических затрат для обеспечения заданной величины наименьшего расстояния до космического объекта на витках, опасных при возможном столкновении с ним.

Рассмотрены вопросы разработки методического и алгоритмического обеспечения гиросиловых систем управления ориентацией и стабилизации космического летательного аппарата. Представлены кинематические модели вращения твердого тела (ТТ), алгоритм вычисления параметров конической модели вращения ТТ, проанализированы особенности численной реализации алгоритма определения модельных параметров. Освещены сферическая модель вращения ТТ, кватернионная модель с базисом, определяемым краевыми условиями вращения.

Наведено результати дослідження одержаних раніше усереднених рівнянь оптимальних за швидкодією міжорбітальних переходів. Для маневрів зміни форми та розмірів еліптичної орбіти з одночасною зміною одного з кутів, які визначають її розташування в просторі, одержано аналітичні розв'язки задачі в елементарних функціях.

Рассмотрена задача оптимизации программы управления движением центра масс космического аппарата в центральном гравитационном поле Земли при переходе с заданной начальной круговой орбиты на заданную конечную круговую орбиту. Задача сформулирована как задача нелинейного математического программирования с ограничениями в виде равенств и дифференциальных связей. Предложена схема движения при осуществлении орбитального перехода, приведен иллюстративный пример решения задачи для различных видов программ управления.

Розглянуто задачу про мінімум часу переходу космічного апарата з малою сталою за величиною та регульованою за напрямком тягою між еліптичними орбітами у центральному силовому полі. Для одержання осереднених рівнянь оптимального руху використано систему рівноденних орбітальних елементів, які дозволяють запобігти появі у рівняннях руху особливостей, пов'язаних з нульовими значеннями ексцентриситету або нахилу еліптичної орбіти.

Розроблено лінійну модель розходження навколоземного супутника із космічним об'єктом, яка дає можливість побудови ефективного алгоритму розрахунку витрат енергії на обхід небезпечної зони залежно від параметрів їх відносного руху.

Розглянуто синтез алгоритму керування кутовим положенням корпусу космічного апарата. Наведено результати цифрового моделювання.

Рассмотрена возможность повышения точности определения ориентации космических аппаратов с использованием астродатчиков. Предложено для уменьшения погрешности измерения координат звезд использовать информацию нескольких работающих параллельно астродатчиков. Для преобразования сигналов астродатчиков используется многомерный оптимальный фильтр, обеспечивающий минимум дисперсии ошибки воспроизведения полезного сигнала произвольной формы. Предполагается, что на каждом из входов фильтра кроме полезного сигнала действует помеха. Рассмотрены особенности построения такого фильтра. Приведены результаты синтеза оптимального фильтра для случая двух астродатчиков, а также данные численных расчетов, подтверждающие эффективность предложенного подхода.

Представлены соотношения для анализа и оценки как результирующей погрешности ориентации элементов космических аппаратов (антенн, датчиков системы управления, приборов полезной нагрузки) в заданном направлении и вклада каждой из рассматриваемых составляющих погрешности в суммарную погрешность ориентации. Показана практическая применимость полученных соотношений на примере оценки погрешности наведения узконаправленной антенны космического аппарата на спутник-ретранслятор.

Розглянуто задачу визначення прийнятності робочих характеристик системи керування орієнтацією космічного апарата в різних можливих ситуаціях. Така задача вирішується з використанням математичного апарата принципу максимуму і зводиться до двох видів максимізації: функціональної і звичайної. Розглядається можливість застосування для рішення зазначеної задачі різних числових методів. Дано рекомендації з вибору процедури рішення задачі, прийнятної для використання в практиці.

Предложены методы оценки показателя уровня отказоустойчивости системы управления по результатам испытаний ее компонентов, учитывающие ее функциональные и технические характеристики.

Розглянуто задачу синтезу законів перерозподілу керуючого моменту між двигунами-маховиками для надлишкових схем їх установки. Запропоновано підхід для одержання таких законів, що базується на мінімізації енерговитрат під час керування двигунами-маховиками. Для двох надлишкових схем установки двигунів-маховиків одержано скінченні співвідношення для визначення динамічних моментів маховиків за відомим вектором керування. На підставі запропонованого підходу можна одержати аналогічні співвідношення для інших схем установки двигунів-маховиків. Показано можливість модифікування одержаних алгоритмів у випадку насичення за керуючим моментом одного з двигунів-маховиків.

Розглянуто застосування нейромережі на базі радіальних базисних функцій для синтезу адаптивної системи керування гнучким супутником. Для одержання сигналу навчання нейромережі використано спостерігач похибки адаптації. На базі прямого методу Ляпунова показано обмеженість сигналів у замкненій системі керування. Ефективність запропонованого підходу продемонстровано комп'ютерним моделюванням замкненої системи керування гнучким супутником.